第一章 飞机操纵系统1要点
合集下载
《飞行控制系统》第一章 飞行力学基础
S cos cos cos sin sin sin cos sin sin cos sin sin sin cos cos cos sin sin cos cos sin sin sin sin cos cos sin cos cos
速度坐标系与地面坐标系：
3、气流角：（速度轴系→体轴系） aerodynamic angles
α（迎角也叫攻角）：空速 向量V在飞机对称平面内 投影与机体纵轴ox夹角。 以V的投影在轴ox之下 为正。
β（侧滑角）：空速向量V 与飞机对称平面的夹角。 以V处于对称面右为正。
4.机体坐标轴系的角速度分量 (angular-rate-dependent)
变换阵
由过渡坐标轴系S’’转动滚转角到机体坐标
轴系
0 0 x' ' x 1 y 0 cos sin y ' ' z 0 sin cos z' '
4、空间两个坐标系的变换矩阵：
一、操纵机构
被控量：三个姿态角、高度、速度及侧偏 利用升降舵、副翼、方向舵、油门杆来控制
0 M<0 升降舵偏角 e：平尾后缘下偏为正 e〉 0 L<0 副翼偏转角 a：右翼后缘下偏（右下左上）为正 a〉 0 N <0 方向舵偏转角 r：方向舵后缘向左偏为正 r〉 油门杆位置 ： 0 加大油门、推力 T 向前推油门杆为正 T〉
1.1.2 坐标变换
1、基元变换矩阵：
基元变换矩阵描述了飞机最简单的平面坐标 系变换。
Y1 Y
R
X 1 X * cos Y * sin ; Y 1 X * sin Y * cos ;
速度坐标系与地面坐标系：
3、气流角：（速度轴系→体轴系） aerodynamic angles
α（迎角也叫攻角）：空速 向量V在飞机对称平面内 投影与机体纵轴ox夹角。 以V的投影在轴ox之下 为正。
β（侧滑角）：空速向量V 与飞机对称平面的夹角。 以V处于对称面右为正。
4.机体坐标轴系的角速度分量 (angular-rate-dependent)
变换阵
由过渡坐标轴系S’’转动滚转角到机体坐标
轴系
0 0 x' ' x 1 y 0 cos sin y ' ' z 0 sin cos z' '
4、空间两个坐标系的变换矩阵：
一、操纵机构
被控量：三个姿态角、高度、速度及侧偏 利用升降舵、副翼、方向舵、油门杆来控制
0 M<0 升降舵偏角 e：平尾后缘下偏为正 e〉 0 L<0 副翼偏转角 a：右翼后缘下偏（右下左上）为正 a〉 0 N <0 方向舵偏转角 r：方向舵后缘向左偏为正 r〉 油门杆位置 ： 0 加大油门、推力 T 向前推油门杆为正 T〉
1.1.2 坐标变换
1、基元变换矩阵：
基元变换矩阵描述了飞机最简单的平面坐标 系变换。
Y1 Y
R
X 1 X * cos Y * sin ; Y 1 X * sin Y * cos ;
飞机结构与系统(飞行操纵系统)课件
器、控制器和作动器等电子设备实现飞行员输入的信号转换和翼面控制。
飞行操纵系统的历史与发展
历史
早期的飞机采用简单的机械式操纵系统，通过钢索、连杆等机械部件实现飞行员对翼面和舵面的直接控制。随着 技术的发展，液压式操纵系统和电传式操纵系统逐渐取代了机械式操纵系统。电传式操纵系统是目前最先进的飞 行操纵系统，具有更高的可靠性和灵活性。
可靠性预计与分配
根据系统各组成部分的可靠性数据，预计整个飞行操纵系统的可靠性，并根据需要将可靠 性指标分配给各个组件。这有助于确保系统整体性能达到预期要求。
可靠性试验与验证
通过进行各种可靠性试验和验证，如环境试验、寿命试验和功能试验等，评估飞行操纵系 统的可靠性。这些试验有助于发现潜在的问题和改进空间，从而提高系统的可靠性。
飞行操纵系统
飞机上用于传输飞行员操纵指令 并驱动飞行操纵面运动的整套装 置，包括机械、液压或电动系统 。
飞行操纵的力学原理
力矩平衡
飞机受到重力和气动力作用，通过调 整飞行操纵面，使飞机获得所需的俯 仰、偏航和滚转力矩，以保持或改变 飞行姿态。
稳定性与操纵性
飞机具有稳定性，即受到扰动后能够 恢复原姿态的趋势；同时具有操纵性 ，即通过操纵指令改变飞行姿态的能 力。
构；执行机构包括各翼面和舵面，根据传动机构的运动改变飞行姿态和轨迹。
分类
根据设计理念和实现方式的不同，飞行操纵系统可分为机械式操纵系统、液压式操纵系 统和电传式操纵系统。机械式操纵系统通过钢索、连杆等机械部件传递飞行员输入的力 或运动；液压式操纵系统通过液压传动方式传递力或运动；电传式操纵系统则通过传感
飞机结构与系统(飞行操纵系 统)课件
• 飞行操纵系统概述 • 飞行操纵系统的基本原理 • 现代飞行操纵系统的技术特点 • 飞行操纵系统的维护与检修 • 飞行操纵系统的安全与可靠性
飞行操纵系统的历史与发展
历史
早期的飞机采用简单的机械式操纵系统，通过钢索、连杆等机械部件实现飞行员对翼面和舵面的直接控制。随着 技术的发展，液压式操纵系统和电传式操纵系统逐渐取代了机械式操纵系统。电传式操纵系统是目前最先进的飞 行操纵系统，具有更高的可靠性和灵活性。
可靠性预计与分配
根据系统各组成部分的可靠性数据，预计整个飞行操纵系统的可靠性，并根据需要将可靠 性指标分配给各个组件。这有助于确保系统整体性能达到预期要求。
可靠性试验与验证
通过进行各种可靠性试验和验证，如环境试验、寿命试验和功能试验等，评估飞行操纵系 统的可靠性。这些试验有助于发现潜在的问题和改进空间，从而提高系统的可靠性。
飞行操纵系统
飞机上用于传输飞行员操纵指令 并驱动飞行操纵面运动的整套装 置，包括机械、液压或电动系统 。
飞行操纵的力学原理
力矩平衡
飞机受到重力和气动力作用，通过调 整飞行操纵面，使飞机获得所需的俯 仰、偏航和滚转力矩，以保持或改变 飞行姿态。
稳定性与操纵性
飞机具有稳定性，即受到扰动后能够 恢复原姿态的趋势；同时具有操纵性 ，即通过操纵指令改变飞行姿态的能 力。
构；执行机构包括各翼面和舵面，根据传动机构的运动改变飞行姿态和轨迹。
分类
根据设计理念和实现方式的不同，飞行操纵系统可分为机械式操纵系统、液压式操纵系 统和电传式操纵系统。机械式操纵系统通过钢索、连杆等机械部件传递飞行员输入的力 或运动；液压式操纵系统通过液压传动方式传递力或运动；电传式操纵系统则通过传感
飞机结构与系统(飞行操纵系 统)课件
• 飞行操纵系统概述 • 飞行操纵系统的基本原理 • 现代飞行操纵系统的技术特点 • 飞行操纵系统的维护与检修 • 飞行操纵系统的安全与可靠性
飞行操纵系统-自己整理
目录ATA27-飞控系统 (2)1.飞机操纵系统包括哪几部分？ (2)2.飞机的重要操纵面，各操纵什么运动？ (2)3.操纵系统的分类及各自特点？ (2)4.飞行操纵系统的要求？ (3)5.软式传动与硬式传动优缺点？ (3)6.钢索使用中的主要故障有哪些？如何彻底检查？（豆） (4)7.什么是钢索的“弹性间隙”，有什么危害？简述飞机操纵系统中减少“弹性间隙”采用的方法及其原因。
(豆) (4)8.导致软性传动机构操纵灵敏性差的主要原因是什么？如何解决？（豆） (4)9.软式传动操纵灵敏性变差的原因，如何解决。
（上一题不够的话，加上这题） (4)10.简述钢索导向装置有哪些，分别是什么作用？（豆） (4)11.软式传动机构的主要构件及其作用是什么？（豆） (4)12.对于简单机械操纵系统，什么是传动系数？其含义是什么？并对操纵系统传动系数的大小特性进行对比分析。
（豆） (5)13.为什么采用非线性传动机构操纵系统？ (5)14.四余度系统的组成和功能？ (5)15.以典型的四余度系统为例，简述电传操纵系统中的余度管理形式?// 多重系统也称余度系统，系统应满足哪三个条件？ (6)16.余度系统每个通道中，信号选择器以及监控器与切换装置的主要作用是什么？（豆）717.在具有A、B、C、D四套电传操纵的四余度系统中，假设C套的杆力传感器和D套的舵回路同时出现故障，系统能否工作？如何工作？（豆） (7)18.电传系统优缺点？ (7)19.液压助力器的原理？ (7)20.平衡片和调整片的作用? (8)21.在操纵系统的助力驱动装置中，液压和电动驱动装置分别用在什么地方？为什么？（豆） (8)22.水平安定面配平 (8)23.简述飞机的横向操纵。
(8)24.根据附图，简述并列式柔性互联驾驶盘机构的工作情况。
(豆) (9)25.简述什么是副翼反向偏航，以及在副翼设计上可以用来防止副翼反向偏航的措施。
(豆)926.说明副翼感觉定中凸轮机构如何产生感觉力？在副翼配平操纵中如何工作？（豆）1027.输出扭力管的特点？ (10)28.升降舵载荷感觉定中机构的特点？ (11)29.根据附图，简述升降舵感觉定中机构的工作原理。
《飞行操纵系统》课件
THANKS
感谢观看
飞行员通过Байду номын сангаас纵杆、脚蹬等输入装置 ，将控制指令传递给飞行操纵系统， 以改变飞机的飞行姿态和轨迹。
它包括主操纵系统和辅助操纵系统， 主操纵系统包括升降舵、方向舵和副 翼，辅助操纵系统包括襟翼、缝翼和 起落架收放机构等。
飞行操纵系统的动力学基础
飞行操纵系统的动力学基础包 括空气动力学和飞行力学。
空气动力学是研究气体流动和 物体在气体中运动的科学，它 为飞行操纵系统的设计和性能 提供了理论基础。
分类
根据飞行器类型和设计需求的不同，飞行操纵系统有多种分类方式。例如，按照传力介质的不同，可以分为机械 式操纵系统、液压式操纵系统和电气式操纵系统等；按照控制方式的不同，可以分为助力操纵系统和主动控制系 统等。
发展历程与趋势
发展历程
飞行操纵系统的发展经历了多个阶段，从早期的机械操纵系统到现代的电传操纵系统和 主动控制系统。随着科技的不断进步，飞行操纵系统的性能和安全性得到了极大的提升
权限管理与安全认证
限制飞行员对系统的操作权限，防止误操作或 恶意干扰。
自适应容错控制
在系统发生故障时，自动调整控制策略，降低故障对飞行安全的影响。
05
飞行操纵系统的应用与案例分析
飞行操纵系统在无人机中的应用
1 2 3
无人机飞行操纵系统概述
无人机飞行操纵系统是无人机控制的重要组成部 分，负责无人机的起飞、巡航、降落等操作。
飞行操纵系统的传感器
01
02
03
04
角位移传感器
检测飞行员的操纵角度，转换 为电信号。
力矩传感器
检测飞行员施加在操纵杆上的 力矩，转换为电信号。
侧杆传感器
飞机操纵系统(特选内容)
优选内容
40
❖4.5平尾操纵系统
4 飞机操纵系统
力臂自动调节装置
力臂调节装置的功用是：自动调节平尾操纵系统的传动系数，以保 证飞行员在不同的飞行速度、高度条件下，操纵驾驶杆移动同样行程后， 飞机的机动动作大致相同；并且，还能根据飞行速度、高度的变化，调 节驾驶杆力。
优选内容
20
❖4.5平尾操纵系统
4 飞机操纵系统
优选内容
3
❖4.1概述
4 飞机操纵系统
为了使飞机在整个飞行范围内都具有比较满意的操纵特性，在平尾操 纵系统中，装有力臂自动调节装置，用来自动调节平尾操纵系统的传动系 数，以保证飞行员在不同的飞行速度、高度条件下，操纵驾驶杆移动同样 行程后，飞机的机动动作大致相同，并且还能根据飞行速度、高度的变化， 调节驾驶杆力；在副翼操纵系统中，安装了非线性机构，用来使副翼操纵 系统的传动系数随所需驾驶杆移动行程而变化，驾驶杆在偏离中立位置不 大时，传动系数较小，以保证低空大表速飞行时横向操纵不致过灵。随着 驾驶杆偏离中立位置较远，传动系数增大，以保证高空飞行（副翼效率降 低）时，仍有良好的横向操纵性。
4 飞机操纵系统
液压助力器YZL-11
在平尾操纵系统中采用了YZL-11液压助力器，分别操纵左右平尾 偏转，它承受作用在平尾上的全部铰链力矩。YZL-11是一种平板旋转 阀式的双腔串联外反馈助力器。它由分油装置、执行机构和传动机构 三部分组成
优选内容
17
❖4.5平尾操纵系统
4 飞机操纵系统
液压助力器YZL-11
优选内容
6
❖4.1概述
4 飞机操纵系统
平尾助力器和副翼复合舵机都是双腔工作并由主液压系统和助力液压
系统同时供压的。方向舵机、纵向舵机和差动平尾舵机都是由助力液压系 统供压的。
飞机操纵系统
飞机飞行操纵系统简述飞机作为使用最广泛、最具有代表性的航空器，其主要组成部分有以下五部分：推进系统，操纵系统，机体，起落装置，机载设备。
有人形象的比喻，飞机的外观结构是人的皮囊，发动机是人的心脏，操纵系统就是人的血管，他遍布整个飞行过程。
操纵系统至关重要，掌握着飞机的命脉。
本文我们着重来看飞机飞行操纵系统。
1.飞行操纵系统飞行操纵系统是用于供飞行员操纵飞机的副翼、升降舵、方向舵和其它可动舵面，从而实现飞机的横向、纵向、航向运动。
是作为传递操纵指令、驱动舵面和其他机构以控制飞机飞行姿态的系统。
根据操纵指令的来源，可分为人工操纵系统和自动控制系统。
1.1人工操纵系统人工操纵系统通常包括主操纵系统和辅助操纵系统两部分。
主操纵系统用来操纵方向舵、副翼、升降舵，包括了手操纵机构和脚操纵机构，主操纵系统应使驾驶员有位移和力的变化感觉，这是它与辅助操纵系统的主要差别。
1）飞机的纵向操纵飞机的纵向操纵是通过操纵驾驶杆或驾驶盘前、后运动控制升降舵来实现的。
在飞行中向后拉杆，机头应向上仰；向前推杆，机头应下俯。
2）飞机的横向操纵飞机的横向操纵系统是通过操纵驾驶杆或驾驶盘左、右运动或转动控制副翼来实现的，在飞行中，向左压杆或逆时针方向旋转驾驶盘，飞机应向左横滚；向右压杆或顺时针方向旋转驾驶盘，飞机应向右横滚。
3）飞机的航向操纵飞机的航向操纵是通过脚蹬控制方向舵来实现的。
在飞行中蹬右脚蹬，机头应向右偏转，蹬左脚蹬，机头应向左偏转。
1.2辅助操纵系统辅助操纵系统包括调整片、襟翼、减速板、可调安定面和机翼变后掠角操纵机构等。
它们的操纵只是靠选择相应开关位置，通过电信号接通电动机或液压作动筒来完成。
2.自动控制系统自动控制系统的操纵指令来自系统的传感器，能对外界的扰动自动作出反应，以保持规定的飞行状态，改善飞机飞行品质。
常用的自动控制系统有自动驾驶仪、各种增稳系统、自动着陆系统和主动控制系统。
自动控制系统的工作与驾驶员的操纵是各自独立、互不妨碍的。
飞机发动机操纵系统课件
➢前向推力杆和反推杆是绞接在一起的，一个锁定机构防止 前向推力杆和反推杆的同时作动。
➢ 每个杆能够运动的能力取决于另一个杆的位置。 ➢如果前向推力杆在慢车位，反推杆离开OFF位的话，推 力杆不能向前推增加正推力； ➢如果反推杆在OFF位，前向推力杆离开慢车位，那么， 反推杆提不起来。 ➢当反推杆拉起时，发动机的转速将增加。
（发动机运转）位置
➢ 当移动起动手柄至关断位置时：
➢ 燃油控制板接收一个起动手柄位置输入 ➢ 电源关闭发动机燃油翼梁活门 ➢ 从EEC断掉点火电源 ➢ 两个发动机起动手柄继电器移至关断位置 ➢ 电源关闭在液压机械装置（HMU）内的高压切断活门（HPSOV） ➢ EEC的通道A和通道B 复位。
➢反推力联锁电磁线圈通电允许在反推装置展开操作期 间反推力杆的进一步扳动。如果反推力联锁电磁线圈 不通电，你就不能扳动反推力杆和增加反推力。当反 推装置套筒是在60%行程至完全展开位置时，电磁线 圈通电。每个EEC控制两个电磁线圈中的一个。
➢每个电磁线圈连接至EEC的两个通道。EEC从每个反 推装置平移套筒的LVDT 接收平移套筒的位置信号。 当两个套筒都是在大于60％的展开时，EEC 使电磁 线圈通电。电磁线圈收起联锁锁闩。反推力杆这时就 能够通过展开位置，所以反推力能够增大。
➢ 推力杆解算器
➢ 推力杆解算器组件有两个，每台发动机一个。每个推力杆解算 器组件有两个解算器，一个是EEC通道A的，一个是EEC通道 B 的。推力杆解算器把机械的正推推力杆和反推推力杆位置改 变为模拟的推力杆解算器角度（TRA）信号。这些信号输至 EEC。EEC使用这些信号控传动钢索与燃油控制器上的功率杆相 连。
2. 发动机操纵部件( B737 )
发动机 操纵部件
推力杆 （正推和反推）
➢ 每个杆能够运动的能力取决于另一个杆的位置。 ➢如果前向推力杆在慢车位，反推杆离开OFF位的话，推 力杆不能向前推增加正推力； ➢如果反推杆在OFF位，前向推力杆离开慢车位，那么， 反推杆提不起来。 ➢当反推杆拉起时，发动机的转速将增加。
（发动机运转）位置
➢ 当移动起动手柄至关断位置时：
➢ 燃油控制板接收一个起动手柄位置输入 ➢ 电源关闭发动机燃油翼梁活门 ➢ 从EEC断掉点火电源 ➢ 两个发动机起动手柄继电器移至关断位置 ➢ 电源关闭在液压机械装置（HMU）内的高压切断活门（HPSOV） ➢ EEC的通道A和通道B 复位。
➢反推力联锁电磁线圈通电允许在反推装置展开操作期 间反推力杆的进一步扳动。如果反推力联锁电磁线圈 不通电，你就不能扳动反推力杆和增加反推力。当反 推装置套筒是在60%行程至完全展开位置时，电磁线 圈通电。每个EEC控制两个电磁线圈中的一个。
➢每个电磁线圈连接至EEC的两个通道。EEC从每个反 推装置平移套筒的LVDT 接收平移套筒的位置信号。 当两个套筒都是在大于60％的展开时，EEC 使电磁 线圈通电。电磁线圈收起联锁锁闩。反推力杆这时就 能够通过展开位置，所以反推力能够增大。
➢ 推力杆解算器
➢ 推力杆解算器组件有两个，每台发动机一个。每个推力杆解算 器组件有两个解算器，一个是EEC通道A的，一个是EEC通道 B 的。推力杆解算器把机械的正推推力杆和反推推力杆位置改 变为模拟的推力杆解算器角度（TRA）信号。这些信号输至 EEC。EEC使用这些信号控传动钢索与燃油控制器上的功率杆相 连。
2. 发动机操纵部件( B737 )
发动机 操纵部件
推力杆 （正推和反推）
飞机飞行操纵系统课件
01 02
飞行控制系统计算机功能
飞行控制系统计算机整飞行操纵系统核心，负责接收自传感器飞行员输 入信号，根据预设控制算法计算出控制指令，驱动执行机构完成飞机操 纵。
计算机硬件组成
飞行控制系统计算机由高性能处理器、存储器、输入输出接口等组成， 确保快速、准确处理各种信息指令。
03
软件与算法ห้องสมุดไป่ตู้
飞行控制系统计算机运行着各种软件算法，如控制律设计、传感器融合
导航与制导功能
01
自动导航
接收面导航台信号，自动计算飞 机位置航向，引导飞机沿着预定 航路飞行。
02
雷达与卫星导航
03
任务规划与制导
利雷达卫星信号，提供精确飞机 位置、速度时间信息，支持飞机 自动着陆等功能。
根据飞行任务求，规划飞行轨迹 ，引导飞机按预定路线执行任务 。
飞机状态监测与故障诊断
传感器数据采集
飞机飞行操纵系统工作原理
飞行员通过驾驶舱内操纵器件（如驾驶杆、脚蹬等）发出操作指令，指令通过传动 装置传递给控制机构（如舵机、调整片驱动机构等）。
控制机构进一步将指令转换相应机械或液压动作，驱动执行机构（如升降舵、副翼 、方向舵等）运动。
执行机构根据控制机构动作产生相应力矩位移，改变飞机翼面形状舵面偏转角度， 进而影响空气动力力矩，实现飞机操纵。
法规与标准
未飞行操纵系统需符合更加严格法规标准求，确保飞行安全性可靠性。也需制定完善相 关法规标准体系，适应技术发展变化。
传感器与测量装置检测飞机各种参数，如姿态、速度、高 度等，并将些参数转换可处理信号，供飞行控制系统使。
常见传感器类型
包括陀螺仪、加速度计、空速管、高度表等，它能够提供 飞机姿态、速度、位置等关键信息。
第一章----飞机操纵系统1要点知识讲解
增稳系统：是用速率陀螺和加速度计测 量飞机的振动模态，并使舵面产生相反 的运 动，以提供人工阻尼的方法使振动 很快衰减下来。操作权限不宜太大，只 为全权限的3%~6%。
助力器
X kz
舵回路
kg
增稳系统
飞机
G s
放大器
kv
放大器
kv
ny ,z
速率陀螺
k z
加速度计
kny
增稳飞行操纵系统方块图
为了克服由于增稳系统而使飞机的操纵灵 敏性变差的问题，发展了控制增稳系统。
1.0 M
2.在跨音速飞行时，机翼焦点后移，飞机 3. 会产生自动下俯现象而引起杆力或杆位 4. 移反向
舵偏角
H=6Km
1.0
M
3.飞机产生单位过载 所需的平尾偏度随 M数和高度的变化很大，造成杆力和杆 位移随M数和高度的 变化也相当大，使 驾驶员很难操纵。
ny
H=12Km H=5Km
M
（二）现代飞机飞行操纵系统 随着飞机飞行速度、高度的不断增加， 飞机的动不稳定问题变得突出，于是需 要在操纵系统中设置增稳系统。
控制增稳系统：是在增稳系统的基础上 迭加来自驾驶杆的电信号，使它既起到 了增稳的作用，有增加了操纵反应能力。 操纵权限可为全权限的30%。
助力器
X kz
舵回路
kg
增稳系统
杆力传感器 指令模型
kF
Ms
飞机
G s
放大器
kv
放大器
kv
ny ,z
速率陀螺
k z
加速度计
kny
控制增稳系统
随着电子技术和余度技术的发展，七十年 代初，出现了电传操纵系统（FBW），并 成为飞机的主操纵系统。
助力器
X kz
舵回路
kg
增稳系统
飞机
G s
放大器
kv
放大器
kv
ny ,z
速率陀螺
k z
加速度计
kny
增稳飞行操纵系统方块图
为了克服由于增稳系统而使飞机的操纵灵 敏性变差的问题，发展了控制增稳系统。
1.0 M
2.在跨音速飞行时，机翼焦点后移，飞机 3. 会产生自动下俯现象而引起杆力或杆位 4. 移反向
舵偏角
H=6Km
1.0
M
3.飞机产生单位过载 所需的平尾偏度随 M数和高度的变化很大，造成杆力和杆 位移随M数和高度的 变化也相当大，使 驾驶员很难操纵。
ny
H=12Km H=5Km
M
（二）现代飞机飞行操纵系统 随着飞机飞行速度、高度的不断增加， 飞机的动不稳定问题变得突出，于是需 要在操纵系统中设置增稳系统。
控制增稳系统：是在增稳系统的基础上 迭加来自驾驶杆的电信号，使它既起到 了增稳的作用，有增加了操纵反应能力。 操纵权限可为全权限的30%。
助力器
X kz
舵回路
kg
增稳系统
杆力传感器 指令模型
kF
Ms
飞机
G s
放大器
kv
放大器
kv
ny ,z
速率陀螺
k z
加速度计
kny
控制增稳系统
随着电子技术和余度技术的发展，七十年 代初，出现了电传操纵系统（FBW），并 成为飞机的主操纵系统。
飞机操纵系统
第二节 简单机械操纵系统
➢ 简单机械操纵系统是一种人力操纵系 统，由于其构造简单，工作可靠，使 用了30余年，才出现助力操纵系统
➢ 简单机械操纵系统现在仍广泛应用于 低速飞机和一些运输机上
2-01
2.1 对飞行操纵系统的要求
➢ 一般要求
➢ 重量轻、制造简单、维护方便 ➢ 具有足够的强度和刚度
➢ 特殊要求
➢现代民航客机在操纵系统中设置了 专门的非线性传动机构，靠它来改 变整个操纵系统的传动系数，实现：
➢在舵面偏转角较小时，杆行程较 大，便于飞行员准确操纵飞机；
➢在舵面偏转角较大时，杆行程不 至于过大，即灵敏性增加。
第三节 舵面补偿装置
➢作用：减小铰链力矩和杆力 ➢形式：
➢轴式补偿 ➢角式补偿 ➢内封补偿 ➢调整片补偿
连杆及蜗轮螺杆机构
➢平衡调整片
第五节 主操纵系统
➢飞行操纵系统由三个部分组成：主操 纵系统、辅助操纵系统和警告系统。
➢主操纵系统包括 ➢副翼 ➢升降舵 ➢方向舵
5.1 副翼操纵系统
➢驾驶盘柔性互联机构
➢液压助力器
➢现代大中型飞机的重量较重，飞行速度较快， 舵面上的气动载荷较大，因此常采用液压助 力器进行助力操纵。
➢ 实现差动操纵最简单的机构是差动摇臂
2-17
➢弗利兹副翼--平衡两机翼诱导阻力差
3.导向滑轮
➢支持传动杆 ➢提高传动杆的受压时的杆轴临界应力 ➢增大传动杆的固有频率，防止传动杆发生
共振
三、主操纵系统的传动系数和传动比
➢传动系数
➢传动系数 驾驶杆（盘或脚蹬）移动一 个很小的行程ΔX时，舵面的偏转角相 应也会改变一定数值Δδ，操纵系统 的传动系数K就定义作Δδ与ΔX的比 值，即：
飞机操纵系统PPT
➢ 软式传动机构—钢索、滑轮等 ➢ 硬式传动机构—传动杆、摇臂等 ➢ 混合式传动机构
2-05
二、中央操纵机构 ➢ 驾驶杆式手操纵机构
➢ 推拉驾驶杆操纵升降舵 ➢ 左右压杆操纵副翼
➢ 横、纵向操纵的独立性
2-06
独 立 性 分 析➢ 驾驶杆左右摆时，传动杆沿着以b-b线为中心轴，以c点
为顶点的锥面运动 ➢ 由于圆锥体的顶点c到底部周缘上任一点的距离相等，所
以当驾驶杆左右摆动时，摇臂1不会绕其支点前后转动， 因而升降舵不会偏转
2-07
➢ 驾驶盘式手操纵机构
➢ 推拉驾驶盘操纵升降舵 ➢ 转动驾驶盘可操纵副翼
➢ 独立性分析
➢ 左右转动驾驶盘时，支 柱不动，升降舵不会偏 转
➢ 前推或后拉驾驶盘时， 由于和横管平行的一段 钢索与轴线a-a是重合 的，钢索不会绷紧或放 松，不会使副翼偏转
➢ 飞机重心位置的前后移动会影响飞机的纵向操 纵性能。
➢ 一架飞机在稳定飞行时，倘若驾驶员用不大的 力施加在驾驶盘或脚蹬上，改变一个操纵舵面 的偏转角度，飞机很快做出反应，改变了飞行 状态，那么这架飞机的操纵性能是好的；倘若 反应很慢，则就是操纵不灵敏。操纵性好的飞 机，稳定性必然下降，因此飞机的操纵性和稳 定性要达到合理的平衡。
2-08
中央操纵机构—脚操纵机构
➢ 平放式脚蹬
➢ 由两根横杆和两根脚蹬杆 构成平行四边形机构
➢ 平行四边形机构可 保证飞 行员在操纵脚蹬时，脚蹬 只作平移而不转动
2-10
中央操纵机构—脚操纵机构
➢ 立放式脚蹬
➢ 蹬脚蹬时，通过传动杆和摇臂等构件的传动使 方向舵偏转
➢ 由于传动杆和摇臂等的连接，左右脚蹬的动作 是协调的
辅助操纵机构用于操纵辅助操纵 系统舵面的偏转。
2-05
二、中央操纵机构 ➢ 驾驶杆式手操纵机构
➢ 推拉驾驶杆操纵升降舵 ➢ 左右压杆操纵副翼
➢ 横、纵向操纵的独立性
2-06
独 立 性 分 析➢ 驾驶杆左右摆时，传动杆沿着以b-b线为中心轴，以c点
为顶点的锥面运动 ➢ 由于圆锥体的顶点c到底部周缘上任一点的距离相等，所
以当驾驶杆左右摆动时，摇臂1不会绕其支点前后转动， 因而升降舵不会偏转
2-07
➢ 驾驶盘式手操纵机构
➢ 推拉驾驶盘操纵升降舵 ➢ 转动驾驶盘可操纵副翼
➢ 独立性分析
➢ 左右转动驾驶盘时，支 柱不动，升降舵不会偏 转
➢ 前推或后拉驾驶盘时， 由于和横管平行的一段 钢索与轴线a-a是重合 的，钢索不会绷紧或放 松，不会使副翼偏转
➢ 飞机重心位置的前后移动会影响飞机的纵向操 纵性能。
➢ 一架飞机在稳定飞行时，倘若驾驶员用不大的 力施加在驾驶盘或脚蹬上，改变一个操纵舵面 的偏转角度，飞机很快做出反应，改变了飞行 状态，那么这架飞机的操纵性能是好的；倘若 反应很慢，则就是操纵不灵敏。操纵性好的飞 机，稳定性必然下降，因此飞机的操纵性和稳 定性要达到合理的平衡。
2-08
中央操纵机构—脚操纵机构
➢ 平放式脚蹬
➢ 由两根横杆和两根脚蹬杆 构成平行四边形机构
➢ 平行四边形机构可 保证飞 行员在操纵脚蹬时，脚蹬 只作平移而不转动
2-10
中央操纵机构—脚操纵机构
➢ 立放式脚蹬
➢ 蹬脚蹬时，通过传动杆和摇臂等构件的传动使 方向舵偏转
➢ 由于传动杆和摇臂等的连接，左右脚蹬的动作 是协调的
辅助操纵机构用于操纵辅助操纵 系统舵面的偏转。
飞机结构飞行操纵系统课件
飞行操纵系统的设计原则
安全性原则
确保飞行操纵系统在各种情况 下都能保证飞机的安全，即使 在系统出现故障时也能进行安
全操作。
可靠性原则
要求飞行操纵系统具有高可靠 性，能够保证长时间稳定运行 ，避免因系统故障导致飞机失 控。
经济性原则
在满足安全性和可靠性的前提 下，尽可能降低飞行操纵系统 的成本，提高经济效益。
形状。
尾翼
包括水平尾翼和垂直尾 翼，用于保持飞机的稳
定性。
起落架
用于起飞、降落和地面 滑行时支撑飞机。
飞机结构材料
01
02
03
04
铝合金
轻质、高强度，广泛应用于飞 机结构。
复合材料
具有高强度、高刚性和耐腐蚀 性等特点，在飞机结构中的应
用日益广泛。
钛合金
具有高强度和良好的耐腐蚀性 ，用于制造起落架等关键部件
飞行操纵系统的控制方式
直接控制方式
飞行员通过驾驶杆和脚蹬直接控 制飞机的舵面，实现飞机姿态的
改变。
增稳系统
通过传感器检测飞机的姿态和角速 度，将信号传递给控制系统，自动 调整舵面的偏转，以保持飞机的稳 定。
主动控制技术
利用现代控制理论和方法，通过改 变飞机的气动布局或产生附加的力 矩，实现飞机姿态的主动控制。
测试与验证
对飞行操纵系统进行全面的测试和验 证，确保系统性能符合设计要求。
飞行操纵系统的设计优化
性能优化
结构优化
根据测试结果，对飞行操纵系统的性能进 行优化，提高系统的响应速度、稳定性等 。
对飞行操纵系统的硬件结构进行优化，减 轻重量、减小体积、提高可靠性等。
成本优化
人机工程优化
在满足性能和可靠性的前提下，尽可能降 低飞行操纵系统的成本。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
是当驾驶杆向前、后（或向左 差动操纵： 、右）作相同的位移时，舵面向上、下的 偏转角不等的操纵。
C3 C2 C1 a b 2 2 1
B
1 C
2 1
A
b0
a0
操纵系统线路布置特点 1.线路要短且尽量贴近机身表面，使结构紧 凑且便于维护。
全动平尾操纵系统线路布置
2.系统交点接头尽量要少，且必须布置在刚 度较强的结构件上。
第一章
飞机操纵系统
第一节 飞机飞行操纵系统概述
一、飞机飞行操纵系统的功用和分类
飞行操纵系统的定义：
传递驾驶员的操纵指令，使各操纵面 按操 纵指令偏转，实现对飞行姿态的 稳定控制
飞机仰俯的操纵
飞机操纵系统按操纵指令的来源分为：
1. 人工飞行操纵系统（MFCS） 2. 自动飞行控制系统（AFCS）
10
右副翼
(b)副翼操纵系统示意图
操纵系统的强度和刚度
1.操纵系统外载荷 操纵系统的外载荷必须按强度规范要求 确定。操纵系统的设计载荷取安全系数 f=1.5,助力器后段取f=2.0。 2.操纵系统刚度 操纵系统刚度是在驾驶杆固定情况下， 产生舵面单位偏角φ所需施加的舵面铰 链力矩Mj。
即 C=Mj / φ (N•M) 刚度对操纵系统十分重要 ，系统刚度不好 就会操纵迟钝，跟随性变差，影响飞机性 能的发挥；且舵面效率底，影响机动和着 陆性能。操纵系统是按刚度设计的。
传动系统：是从中央操纵机构至舵面之 间的那部分线系。
常规的传动系统有三种结构型式： 1. 硬式传动系统 2. 软式传动系统 3. 混合式传动系统
软式和硬式操作系统
手操纵 软式 驾驶杆 脚蹬 副翼 升降舵 软式 脚操纵 方向舵
硬式 驾驶杆
升降舵
硬式
方向舵
副翼
脚蹬
硬式传动系统：主要靠拉杆和摇臂传力。 刚度大，不易变形，舵面不易引起振动 但重量大，构造复杂，系统通过机内装 备不便。 软式传动系统：主要靠刚索张力传力，必 须备有两根刚索构成回路轮流受拉起作用 。重量轻，构造简单，通过性好，但刚度 小，刚索受力后易伸长变形，受温度影响 大，操纵灵敏性差。刚索在转弯处绕过滑 轮，摩擦大，易磨损，生存力也差
（一）保证驾驶员能正常操纵飞机。包括： 1.驾驶员的操纵动作必须符合人的本能反 映习惯。
2.驾驶员通过驾驶杆可同时操纵副翼和升 降舵，两舵面的偏转应保证互不干扰。
3.驾驶员的操纵杆力和杆位移要恰当。
4.纵向、横向或航向的操纵杆力要匹配。 5.操纵系统的启动力应在合适的范围内， 以减轻驾驶员的疲劳或防止驾驶员无 意识动杆。
操纵系统的主要传动构件 1.拉杆和摇臂 拉杆：由两端耳片接头和管材组成，是受 拉或受压的细长构件。由于拉杆是受拉或 压的细长构件，要考虑它抵抗总体失稳的 能力。
摇臂：主要用来传递力、位移、或改变它 的大小和方向，或仅作支持用。刚度要好。
各种摇臂
(a)支臂
弯曲
(b)单臂摇臂
拉压
(c)舵面操纵摇臂
(d)双臂摇臂
(e)散臂摇臂
弯曲 不好 好
扭转
(f)平面摇臂
(g)空间摇臂
2.刚索和滑轮、刚索张力补偿器 刚索：由多股钢丝编织而成，它靠张力传 力。受拉易伸长，须预加拉紧力，可以减 小刚索传动中产生的张力。
滑轮：支持刚索或改变刚索的运动方向和 力的大小。
刚索、刚索接头及其连接
缩紧套管
(a)钢索的加强套
(d) 螺套接头
表1-1 民用飞机的极限操纵载荷
极限操纵杆力
CCAR23部
最大 最小 267.2
CCAR25部
最大 1110 1330 最小 445 445
纵向 横向
驾驶杆（N） 驾驶盘（N） 400.8 驾驶杆（N） 159.8 驾驶盘（ N· M） 脚蹬（N） 520.9
106.5
445 356
178 178
圆柱体 连接杆 钢索源头
钢索扇 形块
(e)螺杆接头
(b)钢索与扇形块连接
(f) 松紧螺杆
(c)带眼接头
(g) 松紧螺套
滑轮和扇形轮
刚索张力补偿器：由于飞机所受的外载荷 以及周围气温变化很大，使机体结构与系 统产生不同的变形，刚索就会变松或拉紧， 即产生间隙或附加摩擦。刚索张力补偿器 能始终保持刚索适当的张力。
限动钉 方向舵 传动杆 脚蹬调 整卡锁
某 型 歼 击 机 的 中 央 操 纵 构
脚蹬
驾驶杆式手操纵系统
O
O O 1 2
3
a b 4 3
1
2
O 4
b 3
驾驶盘式手操纵机构及其原理图
脚蹬平放式脚操纵机构
脚蹬杆 横杆
脚蹬 钢索
脚蹬立放式脚操纵机构
方向舵操纵钢索 a
b a 脚蹬 b b
a
至方向舵
操纵系统的小片段
可逆
杆力模拟装置 （载荷感觉器）
不 可 逆
不可逆操纵系统除设计了载荷感觉器外，还配上: 1. 调正片效应机构（杆力配平装置）：卸除载荷感 觉器中的压缩位移，从而使驾驶员能松杆飞行。 2. 力臂自动调节器：解决机动飞行中因飞行高度和 速度变化大所引起的驾驶技术不一致的困难。
电门A
力臂自动调节器
液压助力器
轴承：为保证操纵灵活且不被卡死，在操纵 系统各交点处都安装有轴承。是标准件。
刚索张力随温度变化关系曲线
温度o
2.5
3
张力(kgf)
刚索张力补偿器
（二）操纵系统的传动系数和传动比
传动系数和传动比是操纵系统的两个重要 的特征参数，用它来表示操纵系统力和位 移的传动关系。 传动系数：是舵偏角增量Δφ与驾驶杆位 移增量Δx之比。常用符号k表示。 k= Δφ/ Δx （1/米）
X
助力器
kz
飞机
G
s
ny , z
放大器 舵回路
kg
速率陀螺
k z
kv
放大器
kv
加速度计
kn y
增稳系统
杆力传感器 指令模型
kF
M s
控制增稳系统
随着电子技术和余度技术的发展，七十年 代初，出现了电传操纵系统（FBW），并 成为飞机的主操纵系统。
电传操纵系统：是控制增稳系统的必然 产物，它去掉了增稳系统的机械杆系， 而改用导线，用电信号代替机械信号工 作，就成了电传操纵系统。
舵偏角
H=6Km
1.0 M
3. 飞机产生单位过载 所需的平尾偏度随 M数和高度的变化很大，造成杆力和杆 位移随M数和高度的 变化也相当大，使 驾驶员很难操纵。
ny
H=12Km
H=5Km
M
（二）现代飞机飞行操纵系统 随着飞机飞行速度、高度的不断增加， 飞机的动不稳定问题变得突出，于是需 要在操纵系统中设置增稳系统。 增稳系统：是用速率陀螺和加速度计测 量飞机的振动模态，并使舵面产生相反 的运 动，以提供人工阻尼的方法使振动 很快衰减下来。操作权限不宜太大，只 为全权限的3%~6%。
载荷感觉器
调整片效应机构
飞行速度和高度的进一步提高，特别是超 音速飞机的出现。给飞机操纵带来了极大 的困难。 主要表现为： 1. 在亚音速至超音速的飞行过程中会出现舵 面铰链力矩反向，使驾驶员无法正常操纵 飞机。
舵偏角
H=6Km
1.0
M
2. 在跨音速飞行时，机翼焦点后移，飞机 会产生自动下俯现象而引起杆力或杆位 移反向
人工飞行操纵系统可分为： A.主操纵系统 主舵面 B.辅助操纵系统辅助舵面
二、飞机操纵系统的发展概况
（一）传统的飞机飞行操纵系统 早期飞机是藉助钢索或拉杆直接操纵的。
随着飞行速度和飞机尺寸、重量的 增 大，飞行员体力很难操纵飞机，导 致了 液压助力器的出现。
助力操纵系统又分为可逆与不可逆操纵 系统
小结：
飞机操纵系统的发展：
纯机械操纵系统
可逆助力器操纵系统 不可逆助力器操纵系统
增稳操纵系统
控制增稳操纵系统 电传操纵系统
第二节 飞机操纵系统的基本工作 原理 一、对飞机操纵系统的要求
操纵系统是一个机构传力部件，它直接 或间接感受舵面铰链力矩的变化，应具 有足够的强度、刚度、且重量轻和使用 维护方便。同时它也应能给驾驶员提供 合适的杆力和杆位移。对于这一要求， 一般表现在如下三个方面：
操纵系统的传动系数
x F
k= Δφ/ Δx
O Q r Mj
传动系数也可定义为驾驶杆力与舵面铰 链力矩之比: k= F/ Mj 若不考虑系统摩擦力，那么驾驶员杆力 F所做的功应等于舵面铰链力矩Mj驱动 舵面偏转所做的功： F•Δx= Mj•Δφ •符号规定：驾驶杆前推为正，后拉为负。
传动系数要适当选取： k不可太大，也不可太小。
（一）飞机操纵系统的组成 典型的飞机操纵系统由中央操纵机构和 传动系统两部分组成。
中央操纵机构：是驾驶员直接操纵的部 分。由手操纵和脚操纵两部分组成。 手操纵机构有驾驶杆式和驾驶盘式两种 脚操纵机构有平放式和立放式两种。
射击按钮 减速板按钮 刹车把手 投弹按钮 驾驶杆
脚蹬调整卡锁 支架
副翼传动杆
升降舵 传动杆
r2
F1 r1
摇臂的传动比也可由从动臂和主动臂的有 效臂长之比确定: n= F1/F2 = Δx2/Δx1 = r2`/r1` = r2sina/r1
操纵系统的传动比
F Q
C
B P2 A
r7
r6
r
r1
r5
P3
r4 r2
P1
r3
操纵系统的传动比等于系统各摇臂传动 比的连乘积，也等于各摇臂从动臂有效 半径乘积与主动臂有效半径乘积之比。
X
助力器
kz
飞机
G
s